ПОЛЕТА ТЕОРИЯ И ПРАКТИКА


совокупность прикладных знаний, позволяющих авиационным инженерам на занятий в области аэродинамики, проблем прочности, двигателестроения и динамики полета летательных аппаратов (т.е. теории) создать новый летательный аппарат или улучшить характеристики существующего. В данной статье иллюстрируется применение теории и практики полета к проблемам создания наиболее распространенного летательного аппарата, а именно - самолета. Теоретические основы обсуждаемых проблем изложены в статьях АЭРОДИНАМИКА и АВИАЦИОННАЯ СИЛОВАЯ УСТАНОВКА. Дополнительная информация о современном состоянии проблемы содержится в статьях АЭРОКОСМИЧЕСКИХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ КОНСТРУИРОВАНИЕ;
АВИАЦИОННЫЕ БОРТОВЫЕ ПРИБОРЫ;
САМОЛЕТ;
ВЕРТОЛЕТ;
САМОЛЕТ ПРЕОБРАЗУЕМЫЙ.
ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА
Достижения братьев Райт. Чтобы совершить полет, необходимо решить две проблемы - боковой управляемости летательного аппарата и сваливания и штопора. Выдающимся достижением братьев Райт является их вклад в изучение этих проблем и создание первой эффективной системы аэродинамических органов управления полетом летательного аппарата, включающей носовой руль высоты для управления продольным движением, изгиб концов крыла для поперечного управления и хвостовой руль для путевого управления. На рис. 1 показаны аэродинамические органы управления, примененные на первых бипланах братьев Райт, и соответствующие аэродинамические органы управления современного самолета. В обоих случаях органы управления служат для создания моментов аэродинамических сил (каждый момент вызывает поворот летательного аппарата вокруг оси тангажа, крена или рыскания).
Рис. 1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ первого биплана (вверху) и современного самолета (внизу). Для управления самолетом (т.е. для создания моментов сил относительно трех осей самолета) биплан имеет следующие органы управления: руль высоты для создания момента тангажа относительно поперечной оси, руль направления для создания момента рыскания относительно вертикальной оси и изгиб концов крыла для создания момента крена относительно продольной оси. Органами управления на моноплане являются, соответственно, руль высоты, руль направления и элероны.
Рис. 1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОРГАНЫ УПРАВЛЕНИЯ первого биплана (вверху) и современного самолета (внизу). Для управления самолетом (т.е. для создания моментов сил относительно трех осей самолета) биплан имеет следующие органы управления: руль высоты для создания момента тангажа относительно поперечной оси, руль направления для создания момента рыскания относительно вертикальной оси и изгиб концов крыла для создания момента крена относительно продольной оси. Органами управления на моноплане являются, соответственно, руль высоты, руль направления и элероны.

Еще более важным достижением, чем концепция аэродинамического управления движением летательного аппарата относительно трех пространственных осей (которая, разумеется, была понятна и другим пионерам самолетостроения), стало выяснение братьями Райт роли взаимодействия между органами управления по крену и рысканию в начале и в конце маневра разворота и характера самого этого маневра. Если желательно изменить курс движения самолета в горизонтальной плоскости, то следует накренить самолет, повернув его вокруг продольной оси; при этом у подъемной силы крыла - самой большой аэродинамической силы - появится горизонтальная составляющая, которая будет создавать желаемое ускорение самолета в горизонтальной плоскости. Если изгибать крылья (или отклонять элероны) для создания движения по крену, то возникающий при этом момент рыскания будет уводить самолет в направлении, противоположном желаемому направлению поворота (рис. 2). Чтобы парировать этот эффект, необходимо отклонить руль направления и тем самым устранить т.н. "рыскание при отклонении элеронов". (Этот неблагоприятный момент рыскания является неотъемлемым свойством аэродинамики дозвукового крыла; он возникает при любом способе, используемом для создания движения крена.) Полученный в 1905 братьями Райт патент содержал формулировку этого принципиального эффекта и предложение по его компенсации посредством совместного одновременного управления изгибом концов крыла и рулем направления. Позже братья Райт отказались от этого способа и заменили его более универсальным устройством раздельного управления по крену и рысканию с помощью рычагов.
Рис. 2. ПРАВЫЙ ПОВОРОТ (вид сверху и сзади) осуществляется при отклонении правого элерона вверх и левого элерона вниз. Это вызывает рыскание самолета влево и, чтобы стабилизировать поворот, необходимо отклонить руль направления вправо. При осуществлении поворота необходимо также отклонить руль высоты, чтобы увеличить подъемную силу для компенсации центробежной силы. 1 - прямолинейный полет; 2 - отклонение элеронов для осуществления правого поворота; 3 - вызванный отклонением элеронов момент рыскания разворачивает нос самолета влево - руль направления отклоняют вправо; 4 - элероны и руль направления переводят в нейтральное положение, самолет продолжает разворачиваться, руль высоты отклонен для увеличения подъемной силы так, чтобы ее вертикальная составляющая уравновешивала вес самолета; 5 - для прекращения разворота без дополнительного рыскания элероны и руль направления отклоняют в обратную (по сравнению с предыдущими отклонениями) сторону.
Рис. 2. ПРАВЫЙ ПОВОРОТ (вид сверху и сзади) осуществляется при отклонении правого элерона вверх и левого элерона вниз. Это вызывает рыскание самолета влево и, чтобы стабилизировать поворот, необходимо отклонить руль направления вправо. При осуществлении поворота необходимо также отклонить руль высоты, чтобы увеличить подъемную силу для компенсации центробежной силы. 1 - прямолинейный полет; 2 - отклонение элеронов для осуществления правого поворота; 3 - вызванный отклонением элеронов момент рыскания разворачивает нос самолета влево - руль направления отклоняют вправо; 4 - элероны и руль направления переводят в нейтральное положение, самолет продолжает разворачиваться, руль высоты отклонен для увеличения подъемной силы так, чтобы ее вертикальная составляющая уравновешивала вес самолета; 5 - для прекращения разворота без дополнительного рыскания элероны и руль направления отклоняют в обратную (по сравнению с предыдущими отклонениями) сторону.

Осознание взаимосвязи движений по крену и рысканию явилось началом развития механики полета. Важно то, что эта взаимосвязь была выявлена братьями Райт в натурных летных испытаниях. В противоположность этому подходу, другие пионеры авиации придерживались той точки зрения, что самолет должен быть устойчивым сам по себе, и считали, что он, подобно лодке на воде, будет легко управляться рулем направления, а органы управления по крену если и нужны, то только для поддержания "поперечного равновесия". В Европе это мнение превалировало почти до начала Первой мировой войны, что привело к созданию органов управления, которые имели неудовлетворительные летные характеристики.
Скорость сваливания. Аэродинамическую силу, действующую на жесткое крыло, обычно разделяют на подъемную силу и лобовое сопротивление (сопротивление воздуха движению самолета), которые пропорциональны плотности воздуха и квадрату скорости полета при фиксированном угле атаки. При постоянной скорости полета подъемная сила и лобовое сопротивление плавно увеличиваются с возрастанием угла атаки до некоторого значения, называемого углом атаки начала сваливания (срыва) или критическим углом атаки (рис. 3). При этом угле атаки происходит перестройка структуры течения над верхней поверхностью крыла, в результате чего плавное течение нарушается и возникает вихревое течение; при дальнейшем возрастании угла атаки подъемная сила перестает увеличиваться, и резко возрастает лобовое сопротивление. Если самолет замедляет движение, то для сохранения подъемной силы, компенсирующей его вес, необходимо увеличивать угол атаки. Таким образом, при некоторой достаточно малой скорости полета, называемой скоростью сваливания, угол атаки достигает критического значения, и самолет становится неуправляемым. Скорость сваливания при выполнении разворота или в полете с маневрированием оказывается несколько больше, чем в прямолинейном установившемся полете, так как для выполнения маневра требуется, чтобы подъемная сила превышала вес самолета.
Рис. 3. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА возрастает при увеличении угла атаки. При критическом угле атаки лобовое сопротивление резко возрастает, а подъемная сила перестает увеличиваться. По оси ординат отложены значения подъемной силы L (левая шкала) и лобового сопротивления D (правая шкала), отнесенные к величине (r/2)V 2A, где r - плотность воздуха, V - скорость полета и A - площадь крыла.
Рис. 3. ПОДЪЕМНАЯ СИЛА КРЫЛА возрастает при увеличении угла атаки. При критическом угле атаки лобовое сопротивление резко возрастает, а подъемная сила перестает увеличиваться. По оси ординат отложены значения подъемной силы L (левая шкала) и лобового сопротивления D (правая шкала), отнесенные к величине (r/2)V 2A, где r - плотность воздуха, V - скорость полета и A - площадь крыла.

Со сваливанием братья Райт впервые столкнулись в 1905, и эта проблема была воспринята ими с большой тревогой. Они разработали технику пилотирования, позволяющую вывести самолет из режима сваливания, для чего нужно было быстро уменьшить угол атаки, опуская нос самолета вниз с помощью руля высоты. Эта методика вполне очевидна, но на многих самолетах сваливание развивалось очень быстро и асимметрично, особенно при полете с разворотом, когда самолет накреняется и "входит в штопор", как показано на рис. 4. В режиме штопора самолет движется с опущенным вниз носом, но угол атаки все равно остается большим вследствие того, что самолет быстро падает вниз. В этих условиях казалось неестественным требовать опустить нос еще ниже, в частности потому, что самолет и так быстро теряет высоту. Тем не менее оказалось, что это действие необходимо для восстановления управляемости. Братья Райт, по-видимому, никогда не попадали в режим развитого штопора, научившись предвидеть сваливание и, развив в себе "чувство контакта с самолетом", немедленно предпринимали действия, предотвращающие сваливание. Другие первые авиаторы оказались не столь удачливыми, и многие из них погибли в авариях, вызванных сваливанием и штопором, пока в 1911-1912 в Европе тоже не были разработаны методы пилотирования, позволявшие вывести самолет из штопора. Инциденты, связанные со сваливанием и штопором, по-прежнему остаются серьезной проблемой безопасности полета. В особенности это касается эксплуатации легких небольших самолетов, хотя при наличии большого плеча для силы, создаваемой вертикальным хвостовым оперением, и строительной крутки крыла (рис. 5) современные самолеты обладают лучшей управляемостью при сваливании, чем самолеты начала 20 в.
Рис. 4. СВАЛИВАНИЕ И ШТОПОР. Видно, как вход в правый поворот при горизонтальном полете без набора высоты превращается в штопор, в котором самолет движется с опущенным вниз носом. Чтобы восстановить управляемость и вывести самолет из штопора, нужно еще больше опустить нос самолета. Для исключения возможности возникновения штопора на современных самолетах устанавливают противоштопорные устройства. 1 - самолет, летящий на малой скорости при большом угле атаки, начинает правый поворот; 2 - самолет продолжает разворачиваться, но на крыле развивается срыв потока (наступает сваливание); 3 - самолет резко накреняется (валится) на правое крыло; 4 - самолет входит в штопор, угловая скорость вращения увеличивается; 5 - самолет падает, вращаясь вокруг вертикальной оси, угол атаки большой, обтекание срывное (в закритическом режиме); 6, 7 - установившийся правый штопор.
Рис. 4. СВАЛИВАНИЕ И ШТОПОР. Видно, как вход в правый поворот при горизонтальном полете без набора высоты превращается в штопор, в котором самолет движется с опущенным вниз носом. Чтобы восстановить управляемость и вывести самолет из штопора, нужно еще больше опустить нос самолета. Для исключения возможности возникновения штопора на современных самолетах устанавливают противоштопорные устройства. 1 - самолет, летящий на малой скорости при большом угле атаки, начинает правый поворот; 2 - самолет продолжает разворачиваться, но на крыле развивается срыв потока (наступает сваливание); 3 - самолет резко накреняется (валится) на правое крыло; 4 - самолет входит в штопор, угловая скорость вращения увеличивается; 5 - самолет падает, вращаясь вокруг вертикальной оси, угол атаки большой, обтекание срывное (в закритическом режиме); 6, 7 - установившийся правый штопор.

Рис. 5. ПРОТИВОШТОПОРНЫЕ СРЕДСТВА. Чтобы уменьшить вероятность возникновения сваливания и штопора, в конструкциях современных самолетов используют строительную крутку крыла, вертикальный хвостовой стабилизатор большой площади и большое плечо момента от хвостового стабилизатора (не менее полуразмаха крыла). Тем не менее сваливание, переходящее в штопор, до сих пор остается опасным явлением.
Рис. 5. ПРОТИВОШТОПОРНЫЕ СРЕДСТВА. Чтобы уменьшить вероятность возникновения сваливания и штопора, в конструкциях современных самолетов используют строительную крутку крыла, вертикальный хвостовой стабилизатор большой площади и большое плечо момента от хвостового стабилизатора (не менее полуразмаха крыла). Тем не менее сваливание, переходящее в штопор, до сих пор остается опасным явлением.

Удлинение крыла. Чтобы повысить аэродинамическое качество дозвукового самолета, нужно при постоянной подъемной силе уменьшить лобовое сопротивление крыла, которое тем меньше, чем больше отношение размаха крыла к его средней хорде. Это отношение называется удлинением крыла. Крылья большого удлинения были впервые созданы в Германии в 1920-х годах. Л.Прандтль и его сотрудники разработали теорию, а Г.Юнкерс, А.Фоккер и Г.Вагнер построили такие крылья. Было важно также уменьшить "вредное" сопротивление, создаваемое ненесущими элементами - фюзеляжем, хвостовым оперением, силовой установкой, посадочным шасси и внешними устройствами. Аэродинамически "чистые" самолеты впервые были созданы в США.
Крейсерская скорость. Чем больше площадь и размах крыла самолета заданного веса, тем меньше его посадочная скорость и скорость отрыва при взлете вследствие уменьшения величины скорости сваливания. Чем меньше скорости взлета и посадки, тем меньше дистанции разбега при взлете и торможения при посадке. Однако чем меньше скорости взлета и посадки, тем меньше наиболее эффективная скорость крейсерского полета. Выручает то, что плотность воздуха в атмосфере уменьшается с увеличением высоты, и вследствие этого скорость сваливания и оптимальная крейсерская скорость увеличиваются обратно пропорционально квадратному корню из плотности. Например, на высоте 12 км плотность воздуха в 4 раза меньше, чем на уровне моря, и, следовательно, скорость сваливания и оптимальная крейсерская скорость в два раза больше, чем на уровне моря.
Высотное регулирование двигателя. Из сказанного выше следует, что самолеты с малыми скоростями взлета и посадки могут летать эффективно с большими скоростями только на больших высотах. Однако мощность двигателя, необходимая для поддержания установившегося горизонтального полета, увеличивается пропорционально скорости и обратно пропорционально квадратному корню из плотности воздуха при увеличении высоты полета. В то же время мощность воздушно-реактивного двигателя изменяется пропорционально плотности воздуха. Следовательно, чтобы осуществить экономичный высокоскоростной полет на больших высотах, потребуется двигатель с "переразмеренными" воздухозаборниками, который на малых высотах работает в режиме дросселирования. Это позволяет ослабить требования к характеристикам прочности двигателя и снизить его вес.
Средства механизации крыла. Скорость сваливания самолета можно несколько уменьшить с помощью закрылков, устанавливаемых вдоль задней кромки крыла. При отклонении закрылков уменьшается угол атаки крыла в полете с малыми скоростями; при этом летчик может лучше видеть место предполагаемой посадки. Закрылки также увеличивают силу аэродинамического сопротивления самолета и в значительной степени гасят тенденцию самолета снова взмыть вверх после первого касания земли ("дать козла", как говорят летчики). Рис. 6 иллюстрирует применение закрылков при посадке самолета.
Рис. 6. ПОСАДКА С ВЫПУЩЕННЫМИ ЗАКРЫЛКАМИ. Позволяет уменьшить посадочную скорость, увеличить крутизну посадочной глиссады и уменьшить тангаж по сравнению с посадкой при убранных закрылках.
Рис. 6. ПОСАДКА С ВЫПУЩЕННЫМИ ЗАКРЫЛКАМИ. Позволяет уменьшить посадочную скорость, увеличить крутизну посадочной глиссады и уменьшить тангаж по сравнению с посадкой при убранных закрылках.

Пружинный сервокомпенсатор. Система управления полетом должна быть такой, чтобы пилот мог управлять самолетом с помощью одной руки, используя другую для настройки бортовой радиостанции, регулирования мощности двигателя или выполнения каких-либо других операций. Желательно, чтобы пилоту не нужно было прилагать усилия свыше 0, 25 кН на расстояниях не более ПОЛЕТА ТЕОРИЯ И ПРАКТИКА45 См. Сила давления на педаль не должна превышать 0, 80 кН, а ход педали - 25 См. Эти условия должны быть выполнены для того, чтобы работа летчика не была физически утомительной, хотя сила, необходимая для отклонения элерона, увеличивается пропорционально квадрату скорости полета и третьей степени размаха крыла. Кроме того, сила, приложенная к рулю высоты при выполнении какого-либо маневра, может возрастать пропорционально третьей или четвертой степени длины фюзеляжа (массе самолета). Сила давления на педаль руля направления также пропорциональна третьей или четвертой степени размаха крыла. Таким образом, летчику не по силам управлять самолетом без вспомогательных устройств. На рис. 7 показано типичное аэродинамическое устройство, позволяющее умерить управляющие усилия летчика. Ручка управления, находящаяся в пилотской кабине, связана с рулями высоты посредством сервокомпенсаторов и пружин (последние используются при небольших скоростях полета). Сервокомпенсаторы этого типа были разработаны А.Флетнером (1885-1961) в Германии. Они успешно применялись на дозвуковых самолетах, масса которых достигала 150 т.
Рис. 7. МЕХАНИЗМЫ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ. При увеличении скорости полета возрастают усилия, необходимые для отклонения элеронов и руля высоты. Пружинный сервокомпенсатор для руля высоты позволяет уменьшить управляющие усилия летчика при больших скоростях полета. 1 - ручка управления; 2 - педали руля направления; 3 - стабилизатор; 4 - руль высоты; 5 - сервокомпенсатор; 6 - пружины; 7 - качалка; 8 - анкерное крепление тросов; 9 - секторная качалка; 10 - опорный кронштейн качалки; 11 - тросы проводки управления; 12 - ролики; 13 - шкив.
Рис. 7. МЕХАНИЗМЫ ДЛЯ УПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТОМ. При увеличении скорости полета возрастают усилия, необходимые для отклонения элеронов и руля высоты. Пружинный сервокомпенсатор для руля высоты позволяет уменьшить управляющие усилия летчика при больших скоростях полета. 1 - ручка управления; 2 - педали руля направления; 3 - стабилизатор; 4 - руль высоты; 5 - сервокомпенсатор; 6 - пружины; 7 - качалка; 8 - анкерное крепление тросов; 9 - секторная качалка; 10 - опорный кронштейн качалки; 11 - тросы проводки управления; 12 - ролики; 13 - шкив.

Руль высоты в виде закрылка. При дозвуковых скоростях полета руль высоты, подвешенный на шарнирах к задней балке горизонтального стабилизатора, весьма эффективен, так как при его отклонении на стабилизаторе появляется дополнительная управляющая сила (рис. 8). Однако при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета его эффективность снижается.
Рис. 8. РУЛИ ВЫСОТЫ в виде закрылков - эффективное средство управления при дозвуковых скоростях полета (а). При трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета (б) их эффективность ухудшается.
Рис. 8. РУЛИ ВЫСОТЫ в виде закрылков - эффективное средство управления при дозвуковых скоростях полета (а). При трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета (б) их эффективность ухудшается.

Органы управления полетом при сверхзвуковых скоростях. Для самолетов нормальной схемы также характерен существенный сдвиг аэродинамического фокуса (центра давления) при переходе от дозвуковых к трансзвуковым и сверхзвуковым скоростям полета. Эти два обстоятельства стали причиной аварий ряда первых трансзвуковых самолетов вследствие их резкого затягивания в пикирование (термин "звуковой барьер" связан с этим опасным явлением ухудшения характеристик устойчивости и управляемости при околозвуковых скоростях полета). Впервые звуковой барьер был преодолен на экспериментальном самолете "Белл" X-1 в 1946. Этот самолет был оборудован регулируемым по углам атаки стабилизатором, который сохранял свою эффективность при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Такие регулируемые органы управления используются в настоящее время на всех трансзвуковых и сверхзвуковых самолетах. Применение гидроусилителей для позиционирования органов управления позволило решить проблему управляемости трансзвуковых и сверхзвуковых самолетов с рулями высоты в виде закрылков, элеронами и рулем направления традиционной схемы.
Сверхзвуковые компоновки. Аэродинамическое качество самолета существенно снижается при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой вследствие появления волнового сопротивления. Волновое сопротивление связано с появлением ударных волн, вызывающих перераспределение давления в поле течения около самолета; их интенсивность можно уменьшить только посредством перераспределения объема самолета (фактически - площади поперечного сечения) вдоль продольной оси, чтобы увеличить, насколько возможно, длину самолета и обеспечить гладкость распределения площадей поперечных сечений. Поэтому сверхзвуковые самолеты имеют большую относительную длину, но сплющенную форму (чтобы обеспечить приемлемые аэродинамические характеристики для дозвукового полета) и большую площадь поверхности, чем дозвуковые самолеты тех же массы и объема. Таким образом, полное аэродинамическое сопротивление сверхзвукового самолета, складывающееся из сопротивления трения, волнового и индуктивного сопротивлений, больше, чем полное аэродинамическое сопротивление дозвукового самолета тех же массы и объема. Поэтому аэродинамическое качество сверхзвукового самолета хуже, чем у дозвукового. Единственным важным преимуществом сверхзвукового самолета является высокая скорость полета, что особенно важно для военной авиации.
РЕШЕНИЕ ПРОБЛЕМ ПРОЧНОСТИ
Проблемы прочности самолета связаны с необходимостью минимизации массы конструкции, хотя она и подвергается воздействию больших нагрузок. Для характеристики этих нагрузок используют параметр, называемый "коэффициентом перегрузки", нормирующим параметром которого является максимальная взлетная масса самолета (расчетный полный вес). Величина этого коэффициента зависит от типа самолета; она составляет около 3 для пассажирских самолетов и бомбардировщиков и увеличивается до 8 для истребителей и учебно-тренировочных самолетов. У самолетов хорошей компоновки вес несущей (силовой) конструкции может составлять около одной четверти от расчетного полного веса.
Флаттер. Несущая конструкция должна быть не только прочной, но и достаточно жесткой. В случае податливой конструкции увеличение нагрузки, обусловленной подъемной силой, может вызвать такую деформацию крыла, которая эквивалентна увеличению угла атаки с соответствующим увеличением подъемной силы и т.д., вплоть до разрушения конструкции. Недостаточная жесткость конструкции может стать причиной возникновения специфических крутильных колебаний - флаттера (рис. 9). При флаттере крылья самолета совершают машущие движения, подобные взмахам крыльев летящей птицы. Существует определенная взаимозависимость между крутильными и изгибными деформациями крыла, вызванными аэродинамическими нагрузками, и энергия воздушного потока при флаттере может вызвать нарастание крутильно-изгибных колебаний, которые в конце концов приводят к разрушению конструкции. Флаттер может также возникать в виде машущих движений несущих поверхностей рулей, изгибных колебаний фюзеляжа и знакопеременных деформаций других элементов конструкции летательного аппарата.
Рис. 9. ФЛАТТЕР КРЫЛА. Крылья начинают совершать антисимметричные изгибные колебания. Если при возникновении такого движения аэродинамические силы усиливают его, то при недостаточной жесткости конструкции флаттер приведет к разрушению крыльев.
Рис. 9. ФЛАТТЕР КРЫЛА. Крылья начинают совершать антисимметричные изгибные колебания. Если при возникновении такого движения аэродинамические силы усиливают его, то при недостаточной жесткости конструкции флаттер приведет к разрушению крыльев.

Бипланы. Первым самолетом, поднявшимся в воздух, был биплан, или "этажерка", как его еще называли за внешний вид. Биплан - не только прочная, но и достаточно жесткая конструкция. Его крылья подкреплялись с помощью элементов, работающих на сжатие, таких, как деревянные стойки, подкосы и лонжероны, и элементов, работающих на растяжение, - расчалок из стальных струн и тросов. Деревянные нервюры закрывались материей, пропитанной лаком. Главным дефектом биплана является высокое лобовое сопротивление, которое создают многочисленные распорки и расчалки и крылья большой площади. Первые монопланы. Уже первые расчалочные монопланы были более совершенны с аэродинамической точки зрения, чем бипланы. Однако вследствие менее жесткой конструкции они нередко терпели аварии, вызванные неустойчивостью крутильно-изгибных колебаний и флаттером. В ходе Первой мировой войны по этим причинам от применения монопланов отказались.
Современные монопланы. В результате развития науки о прочности были разработаны конструкции (рис. 10), позволившие создать жесткий моноплан с высокими аэродинамическими характеристиками. В этой конструкции жесткость крыла на кручение обеспечивается кессонной конструкцией, состоящей из продольных лонжеронов со стенками, работающими на срез, и обшивки крыла между лонжеронами. Частоты собственных крутильных колебаний таких конструкций велики по сравнению с частотами изгибных колебаний, так что критическая для возникновения флаттера скорость значительно превышает скорости, развиваемые такими летательными аппаратами.
Рис. 10. КРЫЛЬЯ С ФАНЕРНОЙ ОБШИВКОЙ использовались на некоторых монопланах в 1920-х годах, однако вскоре их начали изготавливать из сплавов алюминия. 1 - полки лонжеронов; 2 - фанерная обшивка среднего кессона; 3 - фанерная обшивка носового кессона; 4 - передний лонжерон; 5 - фанерная стенка переднего лонжерона; 6 - задний лонжерон; 7 - фанерная стенка заднего лонжерона.
Рис. 10. КРЫЛЬЯ С ФАНЕРНОЙ ОБШИВКОЙ использовались на некоторых монопланах в 1920-х годах, однако вскоре их начали изготавливать из сплавов алюминия. 1 - полки лонжеронов; 2 - фанерная обшивка среднего кессона; 3 - фанерная обшивка носового кессона; 4 - передний лонжерон; 5 - фанерная стенка переднего лонжерона; 6 - задний лонжерон; 7 - фанерная стенка заднего лонжерона.

Обшивка и стенки лонжеронов на первых монопланах новой конструкции изготавливались из авиационной фанеры, а сами лонжероны - из деревянного бруса путем склейки. Эта же технология применялась для создания монококовых фюзеляжей. Клееные конструкции оказались довольно ненадежными, так как они исключали возможность технического контроля качества склейки. Кроме того, деревянные конструкции подвержены гниению и порче насекомыми. По этим причинам несущие элементы обшивки самолетов стали изготавливать из алюминиевых листов. Эти листы должны быть очень тонкими из соображений экономии веса, однако тонкие неподкрепленные панели обшивки коробятся под действием нагрузки, искажая требуемую аэродинамикой форму поверхности и приводя к разрушению конструкции в случае нарастания неустойчивости. Чтобы воспрепятствовать короблению, панель обшивки можно усилить различными средствами. Можно подкрепить обшивку в отдельных местах внутренними элементами жесткости или использовать многослойную обшивку (рис. 11).
Рис. 11. КОНСТРУКЦИИ ЦЕЛЬНОМЕТАЛЛИЧЕСКОГО КРЫЛА с дополнительными элементами жесткости (а) и слоистой обшивкой с заполнителем (б) отличаются высокой прочностью и жесткостью. 1 - обшивка; 2 - полки лонжеронов; 3 - ребра жесткости; 4 - стенка лонжерона; 5 - внешняя обшивка; 6 - сотовый заполнитель; 7 - внутренняя обшивка.
Рис. 11. КОНСТРУКЦИИ ЦЕЛЬНОМЕТАЛЛИЧЕСКОГО КРЫЛА с дополнительными элементами жесткости (а) и слоистой обшивкой с заполнителем (б) отличаются высокой прочностью и жесткостью. 1 - обшивка; 2 - полки лонжеронов; 3 - ребра жесткости; 4 - стенка лонжерона; 5 - внешняя обшивка; 6 - сотовый заполнитель; 7 - внутренняя обшивка.

Сверхзвуковой самолет. При высоких скоростях полета, развиваемых сверхзвуковыми самолетами, температура обшивки повышается вследствие аэродинамического нагревания, и соответственно снижается ее прочность. Вследствие этого алюминиевые сплавы непригодны для изготовления сверхзвуковых самолетов с M і 2, и вместо них используют сплавы на основе никеля или титана. Еще одной серьезной проблемой прочности конструкции сверхзвукового самолета является необходимость использования тонких и удлиненных в направлении полета форм, которые, как упоминалось выше, требуются для уменьшения волнового сопротивления.
АВИАЦИОННЫЕ ПРИБОРЫ
Спиральная неустойчивость. В отличие от лодки или автомобиля самолет, предоставленный самому себе, не будет выдерживать сколь-нибудь долго свой курс. Если атмосферное возмущение (Например, вызванный тепловой конвекцией восходящий поток воздуха) немного накренит самолет на правое крыло, то он начнет разворачиваться вправо. Это движение по кривой разворота будет увеличивать относительную скорость движения и подъемную силу на левом крыле и уменьшать их на правом крыле, вследствие чего самолет еще более накренится на правое крыло и будет разворачиваться еще быстрее. Это явление называется спиральной неустойчивостью. Однако скорость нарастания спиральной неустойчивости мала, и летчик без труда контролирует это движение в условиях хорошей видимости ориентиров. В отсутствие видимости, Например при полете в густом тумане или в сплошной облачности, летчик не сможет контролировать возникновение и развитие спиральной неустойчивости, так как без приборов он не в состоянии определить, куда повернул самолет и повернул ли он вообще. По мере нарастания крена вертикальная составляющая подъемной силы становится меньше, чем вес самолета, самолет начинает проваливаться и быстро теряет высоту. Попытки уменьшить скорость снижения, используя руль высоты, чтобы поднять выше нос самолета, приводят к еще большему увеличению крутизны спирали. Скорость снижения быстро возрастает на последней стадии такого неконтролируемого движения, которое летчики называют "кладбищенской спиралью". Первые меры, направленные на исключение этой ситуации, сводились к попыткам улучшить характеристики спиральной устойчивости самолета посредством уменьшения площади его вертикального оперения и увеличения угла поперечного V, как того требуют теория динамической устойчивости и результаты экспериментальных исследований на моделях самолетов. Однако оказалось, что эти меры приводят к ухудшению поперечной управляемости самолета, возникновению сваливания и затягиванию в штопор, которые еще более опасны, чем спиральная неустойчивость.
Гироскопические датчики. Чтобы управлять спиральной неустойчивостью при полете в отсутствие видимости, летчик должен иметь полную информацию о движении самолета в инерциальной системе координат. Эту информацию он получает, используя три гироскопических датчика: указатель поворота и скольжения, авиагоризонт и гирокомпас. Указатель поворота и скольжения дает летчику информацию об угловой скорости и направлении разворота и о соответствии угла и скорости крена угловой скорости разворота. Авиагоризонт выдает угол тангажа самолета и угол крена относительно горизонта. Гирокомпас дает информацию об изменении курса, так как обычный компас с магнитной стрелкой неэффективен при выполнении самолетом разворота. См. также ГИРОСКОП. В 1920-х годах американский летчик Г.Старк разработал технику пилотирования самолета по приборам в отсутствие видимости. Согласно его рекомендациям, летчик сначала устраняет отклонение от курса, используя указатель поворота и руль направления. Затем он устраняет крен, используя шариковый указатель крена и элероны при скоординированном отклонении руля направления для компенсации рыскания, вызванного элеронами. Наконец, с помощью руля высоты летчик выравнивает скорость полета. Если при крейсерской скорости полета самолет теряет высоту, то для сохранения высоты полета необходимо увеличить мощность двигателя.
Полет по приборам. Впервые весь полет, от взлета до посадки, ориентируясь только по приборам, осуществил лейтенант Дж.Дулитл в сентябре 1929. Он использовал упомянутые выше гироскопические датчики и, кроме того, высокочувствительный высотомер, курсовой радиомаяк и веерные радиомаркеры. Этот полет подготовила группа ученых при финансовой поддержке Фонда Гуггенхайма.
Автопилоты. Один из первых автопилотов использовал У.Пост, который в одиночку облетел земной шар в 1933. Эти автопилоты управляли самолетом хуже, чем летчики, и часто возникали опасные ситуации, вызванные замедленной реакцией на возмущения и несовершенством их конструкции. Позднее - к тому времени, когда самолеты стали летать на больших высотах, где их динамическая устойчивость ухудшалась до такой степени, что ими стало трудно управлять даже летчикам, - были созданы усовершенствованные автопилоты, которые позволяли более плавно "вести" самолет, чем это могли бы сделать сами летчики. Первые автопилоты предназначались для поддержания курса, и их приходилось перестраивать всякий раз, как только курс самолета нужно было изменить. В дальнейшем в автопилотах было использовано устройство, которое позволило летчику настраивать систему посредством поворота ручек на приборной панели автопилота. Затем были разработаны автопилоты, которые полностью управляли полетом, Например, самолета-истребителя при заходе на цель для открытия огня и делали это лучше, чем летчик. Автопилот, способный выполнить такие операции, стали называть программируемым. Современный программируемый автопилот может выполнять все действия по пилотированию самолета, и в будущем, по-видимому, на всех военных и гражданских самолетах будут устанавливаться такие автопилоты, а обязанности экипажа самолета сведутся к контролю автоматизированной системы управления полетом летательного аппарата.
УРАВНЕНИЕ БРЕГЕ
Взаимозависимость теоретических концепций и характеристик реальных летательных аппаратов воплощается в уравнении, которое было выведено французским пионером авиации Л.Бреге. Это уравнение устанавливает простую аналитическую связь между количеством расходуемого топлива и дальностью полета. При соответствующей интерпретации это уравнение применимо ко всем летательным аппаратам, которые совершают установившийся полет в атмосфере, т.е. к самолетам, вертолетам, летающим платформам и аппаратам на воздушной подушке. Однако оно неприменимо к летательным аппаратам, которые выходят за пределы атмосферы Земли и затем снова возвращаются в атмосферу, т.е. к ракетам, спутникам, межпланетным космическим станциям и планирующим возвращаемым космическим летательным аппаратам. При выводе этого уравнения используются два предположения. Во-первых, принимается, что массовый расход топлива пропорционален скорости полета и аэродинамическому сопротивлению летательного аппарата вдоль траектории полета, т.е. лобовому сопротивлению. Во-вторых, предполагается, что аэродинамическое качество L/D является постоянной величиной. Из первого предположения следует

где W - вес летательного аппарата, t - время, L - подъемная сила, D - лобовое сопротивление, V - скорость полета, h - КПД силовой установки и H - теплота сгорания топлива. Так как в установившемся полете аэродинамическая подъемная сила равна весу, второе предположение позволяет записать

Представим скорость в виде

где s - расстояние, пройденное за время t, и подставим (2) и (3) в уравнение (1). Исключая переменную t, перегруппируем члены и, выполняя интегрирование, получим уравнение Бреге:

Применение уравнения Бреге иллюстрирует рис. 12. При высоком аэродинамическом качестве, L/D = 15, КПД силовой установки, равном 0, 25, и использовании углеводородного топлива для трансконтинентальных маршрутов требуется, чтобы отношение массы топлива к полной массе самолета составляло от 0, 3 до 0, 5. Если 40% взлетной массы приходится на топливо, 30% - на планер самолета, 10% - на силовую установку, 10% - на радиоаппаратуру, навигационные приборы, электрическое, гидравлическое и вспомогательное оборудование и лишь 10% - на полезную нагрузку, то становится понятным, почему реактивный самолет на 150 пассажиров должен иметь взлетную массу не менее 150 т. Сверхзвуковой пассажирский самолет, у которого аэродинамическое качество намного ниже (ПОЛЕТА ТЕОРИЯ И ПРАКТИКА6), становится экономически приемлемым транспортным средством при использовании турбореактивного двигателя с КПД = 0, 3 при сверхзвуковых скоростях. Вертолеты вследствие их низкого аэродинамического качества могут применяться только на трассах небольшой протяженности.
Рис. 12. ЗАВИСИМОСТЬ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА от относительной массы топлива для различных типов летательных аппаратов (уравнение Бреге). Самолет с поршневым двигателем и воздушным винтом имеет максимальную дальность, т.к. он может взять больше топлива и расходовать его более экономично, чем другие самолеты той же массы. 1 - самолет с поршневым двигателем и воздушным винтом; 2 - дозвуковой самолет с турбореактивным двигателем; 3 - сверхзвуковой самолет с турбореактивным двигателем; 4 - вертолет.
Рис. 12. ЗАВИСИМОСТЬ ДАЛЬНОСТИ ПОЛЕТА от относительной массы топлива для различных типов летательных аппаратов (уравнение Бреге). Самолет с поршневым двигателем и воздушным винтом имеет максимальную дальность, т.к. он может взять больше топлива и расходовать его более экономично, чем другие самолеты той же массы. 1 - самолет с поршневым двигателем и воздушным винтом; 2 - дозвуковой самолет с турбореактивным двигателем; 3 - сверхзвуковой самолет с турбореактивным двигателем; 4 - вертолет.

Как показывает уравнение Бреге, для прогресса в развитии летательной техники необходимо повышение аэродинамического качества L/D планера самолета, КПД силовой установки и уменьшение массы конструкции. В то же время необходимо обеспечить высокую надежность систем летательного аппарата и не увеличивать существенно длину взлетно-посадочной полосы.
ЛИТЕРАТУРА
Гребеньков О.А. Конструкция самолетов. М., 1984 Коптев А.Н. Системы самолетовождения. М., 1984 Бочкарев А.Ф. и др. Аэромеханика самолета. М., 1985

Энциклопедия Кольера. — Открытое общество. 2000.

Книги

Другие книги по запросу «ПОЛЕТА ТЕОРИЯ И ПРАКТИКА» >>